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公开(公告)号：CN118775097A
公开(公告)日：2024-10-15
申请号：CN202410862790.8
申请日：2024-06-28
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/52
摘要： 本发明公开一种喷注器及火箭发动机，涉及火箭发动机技术领域，喷注器包括：喷注器本体，包括分别布置在喷注器本体两侧的第一冷却射流出口和第二冷却射流出口，第一冷却射流出口面向氧化剂撞击方向的燃烧室壁面，第二冷却射流出口面向燃料撞击方向的燃烧室壁面，且第一冷却射流出口的流量大于第二冷却射流出口的流量。与现有技术相比，本发明提供的喷注器中氧化剂撞击方向的燃烧室壁面的冷却液比例较高，燃料撞击方向的燃烧室壁面的冷却液比例较低，非对称冷却液排布实现了冷却液比例的分区调节，对于氧化剂撞击方向的燃烧室壁面高温区实现了显著降温，使得燃烧室壁面整体温度比较均匀，降低了燃烧室烧蚀风险，提高了产品可靠性。
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公开(公告)号：CN117028069A
公开(公告)日：2023-11-10
申请号：CN202310867326.3
申请日：2023-07-14
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： F02K9/60
摘要： 本发明公开一种空间发动机热控结构及空间发动机，涉及热控装置技术领域，以解决加热不均匀导致热控功耗偏大的问题。空间发动机热控结构包括：第一双回路加热器和第二双回路加热器均设于喷注盘上，且相对设置，第一双回路加热器设有第一加热丝和第二加热丝，第二双回路加热器设有第三加热丝和第四加热丝；第一单回路加热器和第二单回路加热器均设于法兰盘上，二者均紧贴氧化剂控制阀设置；第一单回路加热器与第一加热丝形成的第一串联支路，与第三加热丝并联形成主份加热回路；第二单回路加热器与第四加热丝串联，形成的第二串联支路与第二加热丝并联形成备份加热回路。主、备份加热回路均可使整个喷注盘和控制阀均受热且温度均衡，节省加热功耗。
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公开(公告)号：CN117074025A
公开(公告)日：2023-11-17
申请号：CN202310812372.3
申请日：2023-07-04
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种空间发动机故障诊断方法及系统，涉及航空技术领域，以解决空间发动机的故障不能被及时识别和诊断的问题。所述方法包括：获取主份热敏电阻的诊断条件，主份热敏电阻的温度满足适温阈值时，执行启动加热阈值对应的第一层级诊断；主份热敏电阻的温度满足启动加热阈值时，执行加热故障阈值对应的第二层级诊断；基于第二层级诊断判断是否需要主备份回路同时加热；当主份热敏电阻的温度满足停止加热阈值时，停止所述加热。本发明用于使发动机进行及时地故障自诊断和准确地故障处置。
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公开(公告)号：CN116877296A
公开(公告)日：2023-10-13
申请号：CN202310867325.9
申请日：2023-07-14
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种直流互击式姿控推力室，涉及航空航天领域，以解决外壁绝热环境下直流互击式姿控推力室射流不均匀的问题。直流互击式姿控推力室包括：直流互击式喷注器设有喷注腔和环腔，环腔同心置于喷注腔外围，喷注腔导入氧化剂，喷注腔设有第一喷注孔，环腔导入燃料，环腔设有由多个导流孔连通的上层集液腔和下层集液腔，上层集液腔在燃料导入近端的腔道高度和环道宽度大于燃料导入远端的腔道高度和环道宽度，下层集液腔为等高环形腔设有第二喷注孔；身部包括燃烧室、喉部和扩张段，喷注器设于燃烧室一端。将燃料和氧化剂注入直流互击式喷注器，通过其内部特殊结构设计，使喷注孔射流至燃烧室的出液时间均衡，降低偏烧问题，提高射流稳定性。
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公开(公告)号：CN116623135A
公开(公告)日：2023-08-22
申请号：CN202310586697.4
申请日：2023-05-23
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明具体涉及一种带有涂层防护的姿轨控推力室身部结构及其制备方法，解决大推力高性能姿轨控推力室身部涂层制备受离子溅射炉尺寸限制，无法利用耐高温抗氧化性能更优的离子溅射涂层的技术问题。本发明带有涂层防护的姿轨控推力室身部结构，推力室身部包括依次连接的短身部和延伸段；短身部的外壁上设置有离子溅射涂层；延伸段的外壁上设置有料浆烧结涂层，既能发挥离子溅射涂层优良的耐高温抗氧化特性，又能满足大推力高性能姿轨控推力室身部不同区域分段防护的需求。本发明姿轨控推力室的涂层制备方法，避免了姿轨控推力室的基体局部无涂层保护。
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公开(公告)号：CN116517726A
公开(公告)日：2023-08-01
申请号：CN202310587777.1
申请日：2023-05-23
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明具体涉及一种内嵌入式小型化姿轨控推力室头部结构及其制造方法,解决现有推力室头部的熔焊和钎焊两种方式，均难以实现推力室头部密封连接小型化需求的问题。该内嵌入式小型化姿轨控推力室头部结构，包括法兰盘、喷注盘与柔性石墨密封圈；法兰盘上设置有氧化剂腔和燃料腔；法兰盘和喷注盘之间设置有插入式隼槽结构，且法兰盘和喷注盘之间形成密封腔体；柔性石墨密封圈设置于插入式隼槽结构内部，用于实现氧化剂腔和燃料腔之间的密封。使姿轨控推力室头部不需要预留焊接工艺段，具有结构轻巧紧凑、工艺简单易操作的优点。
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公开(公告)号：CN116971893A
公开(公告)日：2023-10-31
申请号：CN202310853672.6
申请日：2023-07-12
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明公开一种喷注器及推力室，涉及液体火箭发动机技术领域，以解决凝胶推进剂在燃烧室壁面冷却性能较差的问题。喷注器包括喷注器本体，喷注器本体靠近燃烧室一端的喷注面设置有至少三个斜孔和多对主喷注孔，斜孔环绕主喷注孔设置，斜孔的轴向与喷注器本体的轴向之间存在轴向角度β，且在喷注面上的投影线与喷注面的径向之间存在切向角度α，斜孔用于将冷却液斜向自旋式喷射至燃烧室内壁。将凝胶推进剂注入喷注器本体后，部分凝胶推进剂作为冷却液由斜孔斜喷射至燃烧室内壁形成自旋式液膜，提高冷却液在燃烧室壁面覆盖的均匀性，提高冷却性能。
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公开(公告)号：CN116537972A
公开(公告)日：2023-08-04
申请号：CN202310613774.0
申请日：2023-05-26
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明具体涉及一种双组元空间发动机双温区冗余热控结构及控温方法，解决双组元空间发动机的现有热敏电阻热控控制系统复杂、热敏电阻耐温能力不足、力学环境适应性低和加热器功率偏大的技术问题。该双组元空间发动机双温区冗余热控结构，包括相互冗余的主控温机构和备控温机构；发动机的加热区域包括主控温区和备控温区；主控温机构包括设于主控温区的两个主加热器及相应的主热敏电阻，两个主加热器相互冗余；备控温机构包括设于备控温区的两个备加热器及相应的备热敏电阻，两个备加热器相互冗余。本发明双组元空间发动机双温区冗余热控结构的控温方法，提高了主加热器和备主加热器的故障诊断准确率。
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公开(公告)号：CN116429465A
公开(公告)日：2023-07-14
申请号：CN202310330098.6
申请日：2023-03-30
申请人： 西安航天动力研究所
IPC分类号： G01M99/00
摘要： 本发明公开一种单组元催化分解燃气发生装置性能考核试验系统，本发明涉及航天航空测试技术领域，用于解决现有试验考核方法无法满足可靠性试车需求、不能覆盖燃气发生装置实际工作模式的问题。包括：气源、推进剂贮箱、控制阀、燃气发生装置以及排放阀；气源与推进剂贮箱连接，试验系统通过气源调整不同系统压力，气源提供恒压气体进入推进剂贮箱；通过控制阀控制推进剂进入燃气发生装置，为试验系统增压，达到额定需求压力；通过控制控制阀及排放阀的开闭状态以及开闭时长考核燃气发生装置在各种工作状态下对应的工作性能。系统考核过程可控，充分考核到燃气发生装置在各种工作状态下的工作性能，满足可靠性考核需求。
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公开(公告)号：CN116696600A
公开(公告)日：2023-09-05
申请号：CN202310627965.2
申请日：2023-05-30
申请人： 西安航天动力研究所
摘要： 本发明涉及一种双组元姿轨控推力室装置及设计方法，具体涉及一种直流自击互靠式喷注器及其喷注孔设计方法，解决现有直流互击式喷注器在保证燃烧性能较高的前提下，难以实现推力室壁面可靠冷却，尤其在互击对加工精度存在一定加工偏差的情况下，姿轨控推力室壁面温度的散差也较大，影响其可靠工作的技术问题。该直流自击互靠式喷注器，由喷注筒体和喷注面组成，喷注筒体上从中心沿径向依次设置有氧化剂集液腔和燃料集液腔；还包括喷注面上沿径向设置的多个喷注孔；喷注孔包括由内至外依次设置且与氧化剂集液腔对应的多个氧化剂孔，及与燃料集液腔对应的多个燃料孔和多个冷却孔；多个氧化剂孔形成多个氧化剂自击对；多个燃料孔形成多个燃料自击对。
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